RU2342547C2 - Low-pressure turbine of gas turbine motor - Google Patents

Low-pressure turbine of gas turbine motor Download PDF

Info

Publication number
RU2342547C2
RU2342547C2 RU2004122582/06A RU2004122582A RU2342547C2 RU 2342547 C2 RU2342547 C2 RU 2342547C2 RU 2004122582/06 A RU2004122582/06 A RU 2004122582/06A RU 2004122582 A RU2004122582 A RU 2004122582A RU 2342547 C2 RU2342547 C2 RU 2342547C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
low
low pressure
turbine
pressure
pressure turbine
Prior art date
Application number
RU2004122582/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2004122582A (en
Inventor
Жак БАРТ (FR)
Жак БАРТ
Бруно БЁТИН (FR)
Бруно БЁТИН
Филипп БУИЙЕР (FR)
Филипп БУИЙЕР
Original Assignee
Снекма Моторс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма Моторс filed Critical Снекма Моторс
Publication of RU2004122582A publication Critical patent/RU2004122582A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2342547C2 publication Critical patent/RU2342547C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/70—Disassembly methods

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

FIELD: motors and pumps.
SUBSTANCE: low-pressure turbine of gas-turbine motor containing high-pressure turbine located in front of low-pressure turbine, and exhaust collector casing located behind low-pressure turbine. Low-pressure turbine includes rotor being fixed to low-pressure pivot, low-pressure shaft and frictionless bearing 1, which is mounted on the aforesaid low-pressure shaft and provides support for high-pressure pivot coupled with high-pressure turbine rotor. Turbine also includes frictionless bearing 2 mounted on low-pressure pivot behind frictionless bearing 1. Frictionless bearing 2 ensures central alignment of low-pressure pivot regarding collector casing and corrugation system being between bearing 1 and 2. Corrugation system enables low-pressure shaft moving by means of low-pressure pivot.
EFFECT: easy dismantling of low-pressure turbine.
2 cl, 2 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Настоящее изобретение относится к области турбин низкого давления авиационных газотурбинных двигателей. Конкретнее изобретение охватывает такую конструкцию частей для установки ротора турбины низкого давления на валу низкого давления, которая облегчает его монтаж и демонтаж.The present invention relates to the field of low pressure turbines of aircraft gas turbine engines. More specifically, the invention encompasses such a construction of parts for mounting a rotor of a low pressure turbine on a low pressure shaft, which facilitates its mounting and dismounting.

Уровень техникиState of the art

Авиационные газотурбинные двигатели обычно оборудуются турбиной высокого давления, расположенной на выходе камеры сгорания. Турбина низкого давления расположена за турбиной высокого давления по направлению течения газовых потоков, выходящих из камеры сгорания. За турбиной низкого давления устанавливается кожух коллектора выходящих газов. Таким образом, газовые потоки, выходящие из камеры сгорания, проходят через турбины высокого и низкого давления, приводя их во вращение, и выводятся через коллектор выходящих газов.Aircraft gas turbine engines are usually equipped with a high pressure turbine located at the outlet of the combustion chamber. The low pressure turbine is located behind the high pressure turbine in the direction of the flow of gas streams exiting the combustion chamber. Behind the low pressure turbine, an exhaust manifold cover is installed. Thus, the gas flows leaving the combustion chamber pass through the high and low pressure turbines, leading them to rotate, and are discharged through the exhaust gas manifold.

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя состоит, по существу, из ротора (лопаток и дисков), установленного на цапфе низкого давления. Цапфа установлена на валу низкого давления и связана с системой рифлений, которые позволяют приводить вал низкого давления во вращение. Аналогичным образом турбина высокого давления содержит ротор (лопатки и диски), установленный на цапфе высокого давления. Подшипник качения, установленный на цапфе низкого давления, служит опорой цапфы высокого давления при ее вращении относительно вала низкого давления.The low pressure turbine of a gas turbine engine consists essentially of a rotor (blades and disks) mounted on a low pressure axle. The trunnion is mounted on a low-pressure shaft and is connected to a corrugation system that allows the low-pressure shaft to rotate. Similarly, a high-pressure turbine contains a rotor (blades and discs) mounted on a high-pressure axle. The rolling bearing mounted on the low-pressure pin supports the high-pressure pin when it is rotated relative to the low-pressure shaft.

На фиг.2 изображена часть известной конструкции ротора турбины низкого давления, установленного на валу низкого давления газотурбинного двигателя. На этом чертеже ротор 100 турбины 102 низкого давления прикреплен к цапфе 104 низкого давления. Эта цапфа 104 низкого давления доходит в аксиальном направлении против направления течения газовых потоков до ротора 106 турбины 108 высокого давления и по направлению течения газовых потоков до кожуха 110 коллектора выходящих газов газотурбинного двигателя. Ротор 106 турбины 108 высокого давления прикреплен к цапфе 112 высокого давления, доходящей в аксиальном направлении до цапфы 104 низкого давления.Figure 2 shows a part of a known construction of a rotor of a low pressure turbine mounted on a low pressure shaft of a gas turbine engine. In this figure, the rotor 100 of the low pressure turbine 102 is attached to the low pressure pin 104. This axle 104 low pressure reaches in the axial direction against the direction of flow of gas flows to the rotor 106 of the turbine 108 high pressure and in the direction of flow of gas flows to the casing 110 of the exhaust manifold of a gas turbine engine. The rotor 106 of the high pressure turbine 108 is attached to the high pressure axle 112 extending axially to the low pressure axle 104.

Турбина 102 низкого давления приводит во вращение вал 114 низкого давления благодаря рифлениям 116, предусмотренным на переднем конце цапфы 104 низкого давления. Также на переднем конце цапфы 104 низкого давления установлен первый подшипник 118 качения, обеспечивающий опору для турбины 102 низкого давления газотурбинного двигателя и ее центровку относительно кожуха 110 коллектора. На цапфе 104 низкого давления установлен также второй подшипник 120 качения для обеспечения возможности вращения цапфы 112 высокого давления. Второй подшипник расположен между первым подшипником 118 и рифлениями 116. Кроме того, на цапфе 104 низкого давления между вторым подшипником 120 и рифлениями 116 установлено уплотнительное соединение 122. Это уплотнительное соединение вместе с фланцем 124 обеспечивает взаимную герметичность воздушной полости 126а и масляной полости 126b.The low pressure turbine 102 drives the low pressure shaft 114 through the corrugations 116 provided on the front end of the low pressure journal 104. Also, at the front end of the low-pin journal 104, a first rolling bearing 118 is mounted, providing support for the low-pressure turbine 102 of the gas turbine engine and its alignment relative to the manifold casing 110. A second rolling bearing 120 is also mounted on the low-pressure pin 104 to allow rotation of the high-pressure pin 112. The second bearing is located between the first bearing 118 and the corrugations 116. In addition, a sealing joint 122 is mounted on the low pressure axle 104 between the second bearing 120 and the corrugations 116. This sealing joint, together with the flange 124, provide mutual tightness of the air cavity 126a and the oil cavity 126b.

Такая конструкция турбины низкого давления имеет многочисленные недостатки, в частности, связанные с трудностями демонтажа этой турбины.This design of a low pressure turbine has numerous drawbacks, in particular, associated with the difficulties of dismantling this turbine.

В процессе разборки газотурбинного двигателя (полной или частичной), например, при его обслуживании, различные его элементы обычно демонтируются через заднюю часть газотурбинного двигателя, т.е. по направлению течения газовых потоков. В частности, для демонтажа турбины низкого давления необходимо сначала произвести демонтаж коллектора выходящих газов. Затем снимают турбину низкого давления (цапфу и ротор) посредством сдвига вдоль оси газотурбинного двигателя по направлению течения газовых потоков.In the process of disassembling a gas turbine engine (full or partial), for example, during its maintenance, its various elements are usually dismantled through the back of the gas turbine engine, i.e. in the direction of gas flow. In particular, for dismantling a low pressure turbine, it is first necessary to dismantle the exhaust gas manifold. Then remove the low pressure turbine (trunnion and rotor) by shifting along the axis of the gas turbine engine in the direction of gas flow.

В конструкции, изображенной на фиг.2, после снятия кожуха 110 коллектора демонтаж турбины 102 низкого давления оказывается затруднен. При сдвиге цапфы 104 низкого давления вдоль оси газотурбинного двигателя по направлению течения газовых потоков второй подшипник 120 и уплотнительное соединение 122, поддерживаемые цапфой низкого давления, отсоединяются от цапфы 112 высокого давления.In the structure of FIG. 2, after removing the manifold cover 110, dismantling the low pressure turbine 102 is difficult. When the low-pressure pin 104 is shifted along the axis of the gas turbine engine in the direction of gas flow, the second bearing 120 and the sealing connection 122 supported by the low-pressure pin are disconnected from the high-pressure pin 112.

Снятие второго подшипника 120 качения приводит к нарушению центровки вала 114 низкого давления относительно цапфы 112 высокого давления (и, следовательно, относительно турбины 108 высокого давления), так что вал 114 низкого давления после демонтажа турбины 102 низкого давления более не фиксируется в радиальном направлении. Кроме того, снятие уплотнительного соединения 122 приводит к нарушению взаимной герметичности воздушной полости 126а и масляной полости 126b, причем масло попадает в воздушную полость, что приводит к возникновению опасности утечки масла.Removing the second rolling bearing 120 causes the alignment of the low-pressure shaft 114 to be misaligned with respect to the high-pressure axle 112 (and therefore with respect to the high-pressure turbine 108), so that the low-pressure shaft 114 after disassembling the low-pressure turbine 102 is no longer fixed in the radial direction. In addition, the removal of the sealing joint 122 leads to a violation of the mutual tightness of the air cavity 126a and the oil cavity 126b, and the oil enters the air cavity, which leads to the risk of oil leakage.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается, следовательно, в предложении новой геометрии турбины низкого давления газотурбинного двигателя, которая упрощала бы ее демонтаж и не вызывала бы нарушения центровки турбины высокого давления относительно вала турбины низкого давления и нарушения взаимной герметичности воздушной и масляной полостей.The problem to which the present invention is directed, therefore, consists in proposing a new geometry of a low pressure turbine of a gas turbine engine, which would simplify its dismantling and not cause a violation of the alignment of the high pressure turbine relative to the shaft of the low pressure turbine and a violation of the mutual tightness of the air and oil cavities .

Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается турбина низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего турбину высокого давления, расположенную перед турбиной низкого давления по направлению течения газовых потоков, проходящих через газотурбинный двигатель, и кожух коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной низкого давления по направлению течения газовых потоков. Турбина низкого давления по изобретению содержит ротор, прикрепленный к цапфе низкого давления, и вал низкого давления, выполненный с возможностью вращения. Данная турбина характеризуется тем, что дополнительно содержит первый подшипник качения, расположенный на валу низкого давления и служащий опорой цапфы высокого давления, к которой прикреплен ротор турбины высокого давления, а также второй подшипник качения, расположенный на цапфе низкого давления за первым подшипником качения и обеспечивающий центровку цапфы низкого давления относительно кожуха коллектора. Турбина по изобретению содержит также систему рифлений, расположенную между первым и вторым подшипниками и обеспечивающую возможность приведения в движение вала низкого давления посредством цапфы низкого давления.To solve the problem in accordance with the invention, there is provided a low pressure turbine of a gas turbine engine comprising a high pressure turbine located in front of the low pressure turbine in the direction of flow of gas flows passing through the gas turbine and an exhaust gas manifold casing located behind the low pressure turbine in the direction of flow gas flows. The low pressure turbine of the invention comprises a rotor attached to a low pressure pin and a low pressure shaft rotatable. This turbine is characterized in that it further comprises a first rolling bearing located on the low pressure shaft and serving as a support for the high pressure axle to which the rotor of the high pressure turbine is attached, as well as a second rolling bearing located on the low pressure axle behind the first rolling bearing and providing alignment trunnions of low pressure relative to the collector cover. The turbine of the invention also comprises a corrugation system located between the first and second bearings and enabling the low-pressure shaft to be driven by the low-pressure journal.

Поскольку первый подшипник качения расположен на валу низкого давления, он не отсоединяется от цапфы высокого давления при удалении цапфы низкого давления. Вследствие этого при демонтаже турбины низкого давления цапфа высокого давления по-прежнему поддерживается первым подшипником качения, что позволяет валу низкого давления оставаться центрированным относительно турбины высокого давления. Таким образом, вал низкого давления всегда остается зафиксированным в радиальном направлении.Since the first rolling bearing is located on the low pressure shaft, it does not detach from the high pressure journal when the low pressure journal is removed. As a result, when dismantling a low-pressure turbine, the high-pressure axle is still supported by the first rolling bearing, which allows the low-pressure shaft to remain centered relative to the high-pressure turbine. Thus, the low-pressure shaft always remains locked in the radial direction.

Полезное отличие настоящего изобретения заключается также в том, что турбина низкого давления дополнительно содержит уплотнительное соединение, взаимодействующее с цапфой высокого давления. Данное уплотнительное соединение расположено на валу низкого давления перед первым подшипником качения.A useful difference of the present invention also lies in the fact that the low pressure turbine further comprises a sealing joint cooperating with the high pressure pin. This sealing joint is located on the low pressure shaft in front of the first rolling bearing.

Таким образом, поскольку уплотнительное соединение также расположено на валу низкого давления турбины, оно не отсоединяется от цапфы высокого давления при демонтаже цапфы низкого давления. Вследствие этого при демонтаже турбины низкого давления уплотнительное соединение не снимается, и взаимная герметичность воздушной и масляной полостей не нарушается.Thus, since the sealing joint is also located on the low pressure shaft of the turbine, it does not detach from the high pressure journal when removing the low pressure journal. As a result, when dismantling a low-pressure turbine, the sealing connection is not removed, and the mutual tightness of the air and oil cavities is not broken.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не налагающий каких-либо ограничений. На чертежах:Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description, given with reference to the accompanying drawings, in which one of the possible embodiments of the invention is presented, without imposing any restrictions. In the drawings:

- фиг.1 изображает в продольном разрезе часть турбины низкого давления по изобретению;- figure 1 depicts in longitudinal section part of a low pressure turbine according to the invention;

- фиг.2 изображает в продольном разрезе часть известной турбины низкого давления.- figure 2 depicts in longitudinal section part of a known low-pressure turbine.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

На фиг.1 изображена часть турбины низкого давления для газотурбинного двигателя. Представленный газотурбинный двигатель оборудован форсажной системой (с использованием дожигателя). Тем не менее, настоящее изобретение может применяться и к газотурбинным двигателям без форсажной системы.Figure 1 shows a portion of a low pressure turbine for a gas turbine engine. The presented gas turbine engine is equipped with an afterburner system (using an afterburner). However, the present invention can be applied to gas turbine engines without an afterburner system.

В соответствии с известным принципом построения газотурбинный двигатель с продольной осью Х-Х содержит, в частности, турбину 10 высокого давления, расположенную на выходе камеры сгорания (не представлена). Турбина 12 низкого давления расположена за турбиной 10 высокого давления по направлению течения газовых потоков, выходящих из камеры сгорания. Газотурбинный двигатель также содержит кожух 14 коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной 12 низкого давления.In accordance with the known construction principle, a gas turbine engine with a longitudinal axis XX contains, in particular, a high pressure turbine 10 located at the exit of the combustion chamber (not shown). The low pressure turbine 12 is located behind the high pressure turbine 10 in the direction of flow of the gas flows exiting the combustion chamber. The gas turbine engine also includes an exhaust gas manifold casing 14 located behind the low pressure turbine 12.

Турбина 12 низкого давления содержит, в частности, множество рабочих лопаток 16, установленных на диске 18. Рабочие лопатки 16 и диск 18 составляют, таким образом, ротор турбины низкого давления. Диск 18 турбины низкого давления прикреплен к цапфе 20 низкого давления, предназначенной для приведения ротора турбины во вращение.The low pressure turbine 12 contains, in particular, a plurality of rotor blades 16 mounted on the disk 18. The rotor blades 16 and the disc 18 thus constitute the rotor of the low pressure turbine. The disk 18 of the low pressure turbine is attached to the axle 20 of the low pressure, designed to bring the turbine rotor into rotation.

Аналогичным образом турбина 10 высокого давления содержит множество рабочих лопаток 22, установленных на диске 24. Этот диск прикреплен к цапфе 26 высокого давления, расположенной вдоль продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя между нижним краем диска 24 турбины высокого давления и диском 18 турбины низкого давления.Similarly, the high-pressure turbine 10 comprises a plurality of rotor blades 22 mounted on the disk 24. This disk is attached to a high-pressure axle 26 located along the longitudinal axis XX of the gas turbine engine between the lower edge of the high-pressure turbine disk 24 and the low-pressure turbine disk 18.

Ротор турбины 12 низкого давления приводит во вращение вытянутый в продольном направлении вал 28 низкого давления, передний конец которого доходит в аксиальном направлении до кожуха 14 коллектора выходящих газов. Ротор турбины 10 высокого давления приводит во вращение вал высокого давления (не представлен), расположенный вокруг вала низкого давления соосно ему.The rotor of the low pressure turbine 12 drives a longitudinally extended low pressure shaft 28, the front end of which extends axially to the casing 14 of the exhaust gas manifold. The rotor of the high pressure turbine 10 drives a high pressure shaft (not shown) located around the low pressure shaft in alignment with it.

Согласно настоящему изобретению первый межвальный подшипник 30 качения установлен на валу 28 низкого давления в качестве опоры вращения цапфы 26 высокого давления. Точнее, подшипник 30 качения расположен на валу низкого давления возле переднего края 20а цапфы 20 низкого давления.According to the present invention, the first inter-shaft rolling bearing 30 is mounted on the low-pressure shaft 28 as a support for rotation of the high-pressure axle 26. More specifically, the rolling bearing 30 is located on the low pressure shaft near the front edge 20a of the low pressure journal 20.

В соответствии с известной технологией первый подшипник 30 состоит из нескольких роликов 30а, заключенных между внутренним кольцом (обоймой) 30b, установленным на валу 28 низкого давления, и внешним кольцом 30с, прикрепленным к цапфе 26 высокого давления. Для смазки и охлаждения подшипника между внутренним и внешним кольцами может впрыскиваться масло.In accordance with known technology, the first bearing 30 consists of several rollers 30a enclosed between an inner ring (cage) 30b mounted on the low pressure shaft 28 and an outer ring 30c attached to the high pressure axle 26. Oil may be injected between the inner and outer rings to lubricate and cool the bearing.

Также на переднем конце цапфы 20 низкого давления установлен второй подшипник 32 качения. Этот второй подшипник служит в качестве опоры цапфы 20 низкого давления и обеспечивает ее центровку относительно кожуха 14 коллектора.Also, a second rolling bearing 32 is mounted at the front end of the low pressure journal 20. This second bearing serves as a support for the low pressure journal 20 and provides centering thereof relative to the manifold casing 14.

Как и первый подшипник 30, второй подшипник 32 качения содержит несколько роликов 32а, заключенных между внутренним кольцом 32b, установленным на заднем конце 20b цапфы 20 низкого давления, и внешним кольцом 32 с, прикрепленным к фланцу 14а, который закреплен на кожухе 14 коллектора. Между внутренним и внешним кольцами может также впрыскиваться масло для смазки и охлаждения подшипника.Like the first bearing 30, the second rolling bearing 32 comprises several rollers 32a enclosed between an inner ring 32b mounted on the rear end 20b of the low pressure journal 20 and an outer ring 32c attached to a flange 14a that is mounted to the manifold casing 14. Between the inner and outer rings, oil may also be injected to lubricate and cool the bearing.

Кроме того, турбина 12 низкого давления содержит систему рифлений 34, позволяющих ротору низкого давления приводить во вращение вал 28 низкого давления. Например, эта система может быть образована взаимно дополнительными рифлениями, предусмотренными на валу 28 низкого давления и на цапфе 20 низкого давления. Рифления расположены в аксиальном направлении между первым подшипником 30 качения и вторым подшипником 32 качения.In addition, the low pressure turbine 12 includes a corrugation system 34, allowing the low pressure rotor to rotate the low pressure shaft 28. For example, this system can be formed by mutually complementary corrugations provided on the low pressure shaft 28 and on the low pressure journal 20. The corrugations are located in the axial direction between the first rolling bearing 30 and the second rolling bearing 32.

Полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что турбина 12 низкого давления дополнительно содержит уплотнительное соединение 36, взаимодействующее с цапфой 26 высокого давления и расположенное на валу 28 низкого давления перед первым подшипником 30 качения. Уплотнительное соединение 36 может быть выполнено, например, из углерода.A useful difference of the present invention is that the low pressure turbine 12 further comprises a sealing joint 36 that interacts with the high pressure pin 26 and is located on the low pressure shaft 28 in front of the first rolling bearing 30. Sealing compound 36 may be made, for example, of carbon.

Уплотнительное соединение 36 в сочетании с фланцем 38, расположенным продольно между цапфой 26 высокого давления и цапфой 20 низкого давления, позволяет обеспечить взаимную герметичность передней воздушной полости 40а и задней масляной полости 40b газотурбинного двигателя.The sealing joint 36 in combination with the flange 38 located longitudinally between the high pressure pin 26 and the low pressure pin 20 allows mutual tightness of the front air cavity 40a and the rear oil cavity 40b of the gas turbine engine.

Конструкция, содержащая уплотнительное соединение 36, первый подшипник 30 качения, цапфу 20 низкого давления и второй подшипник 32 качения, фиксируется относительно продольного смещения на валу 28 низкого давления при помощи гайки 42, плотно навинченной на задний конец 28а вала 28 низкого давления.A structure comprising a sealing joint 36, a first rolling bearing 30, a low pressure journal 20 and a second rolling bearing 32 is fixed relative to the longitudinal displacement on the low pressure shaft 28 by means of a nut 42 tightly screwed onto the rear end 28a of the low pressure shaft 28.

Опишем теперь способ демонтажа вышеописанной турбины низкого давления, например, в ходе работ по обслуживанию ротора низкого давления. Эта операция демонтажа осуществляется по направлению течения газовых потоков через газотурбинный двигатель.We now describe a method for dismantling the aforementioned low pressure turbine, for example, during maintenance work on a low pressure rotor. This dismantling operation is carried out in the direction of the flow of gas flows through a gas turbine engine.

Сначала снимают кожух 14 коллектора, сдвигая его продольно по направлению течения газовых потоков до тех пор, пока он не окажется вынутым из газотурбинного двигателя. После этого снимают гайку 42, навинченную на задний конец 28а вала 28 низкого давления, и отсоединяют от цапфы низкого давления второй подшипник 32 качения. После снятия этих элементов может быть снята турбина 12 низкого давления. Эта операция производится путем ее сдвига в продольном направлении к переднему краю цапфы 20 низкого давления, на которой закреплен ротор низкого давления (рабочие лопатки 16 и диск 18).First remove the casing 14 of the collector, shifting it longitudinally in the direction of flow of gas flows until it is removed from the gas turbine engine. After that, the nut 42 screwed onto the rear end 28a of the low pressure shaft 28 is removed and the second rolling bearing 32 is disconnected from the low pressure journal. After removing these elements, a low pressure turbine 12 can be removed. This operation is performed by shifting it in the longitudinal direction to the front edge of the low pressure journal 20, on which the low pressure rotor is mounted (working blades 16 and disk 18).

Поскольку первый подшипник 30 качения установлен на валу 28 низкого давления перед цапфой 20 низкого давления, он не отсоединяется от вала низкого давления и от цапфы 26 высокого давления. Вследствие этого цапфа 26 высокого давления по-прежнему поддерживается первым подшипником качения. Благодаря этому центровка вала 28 низкого давления относительно турбины 10 высокого давления в процессе демонтажа турбины низкого давления не нарушается. Тем самым облегчается демонтаж турбины низкого давления.Since the first rolling bearing 30 is mounted on the low pressure shaft 28 in front of the low pressure pin 20, it is not disconnected from the low pressure shaft and from the high pressure pin 26. As a result of this, the high-pressure pin 26 is still supported by the first rolling bearing. Due to this, the alignment of the low pressure shaft 28 relative to the high pressure turbine 10 is not violated during the dismantling of the low pressure turbine. This facilitates the dismantling of the low pressure turbine.

Аналогичным образом, поскольку уплотнительное соединение 36 установлено на валу 28 низкого давления перед первым подшипником 30 качения (и, следовательно, перед цапфой 20 низкого давления), оно также не отсоединяется от вала 28 низкого давления и от цапфы 26 высокого давления и по-прежнему может обеспечивать герметичность. Это предотвращает попадание масла из масляной полости 40b в воздушную полость 40а в процессе демонтажа турбины низкого давления.Similarly, since the seal 36 is mounted on the low pressure shaft 28 in front of the first rolling bearing 30 (and therefore in front of the low pressure pin 20), it also does not detach from the low pressure shaft 28 and the high pressure pin 26 and can still ensure tightness. This prevents oil from entering the oil cavity 40b into the air cavity 40a during the dismantling of the low pressure turbine.

Помимо облегчения демонтажа турбины низкого давления, настоящее изобретение позволяет аналогичным образом упростить монтаж турбины низкого давления (например, по завершении работ по обслуживанию ротора).In addition to facilitating the dismantling of the low pressure turbine, the present invention likewise simplifies the installation of a low pressure turbine (for example, upon completion of rotor maintenance work).

Действительно, поскольку вал 28 низкого давления уже отцентрован (т.е. зафиксирован в радиальном направлении), установка турбины 12 низкого давления значительно упрощается, причем не возникает необходимости воздействовать на элементы турбины высокого давления. Для осуществления операции монтажа турбину 12 низкого давления устанавливают соосно с турбиной 10 высокого давления на некотором расстоянии от нее, после чего турбину надевают на вал 28 низкого давления таким образом, чтобы рифления 34 турбины правильным образом сцепились с дополнительными к ним рифлениями 34 вала низкого давления. После этого турбину 12 низкого давления сдвигают в продольном направлении в сторону турбины 10 высокого давления до тех пор, пока передний край 20а цапфы 20 низкого давления не упрется во внутреннее кольцо первого подшипника 30 качения. Ролики 32а второго подшипника 32 качения оказываются благодаря этому правильным образом вставлены во внешнее кольцо 32с, прикрепленное к фланцу 14а кожуха 14 коллектора, и вся конструкция фиксируется при помощи гайки 42.Indeed, since the low pressure shaft 28 is already centered (i.e., locked in the radial direction), the installation of the low pressure turbine 12 is greatly simplified, and there is no need to act on the elements of the high pressure turbine. For the installation operation, the low pressure turbine 12 is mounted coaxially with the high pressure turbine 10 at a certain distance from it, after which the turbine is put on the low pressure shaft 28 so that the corrugations 34 of the turbine correctly engage with the additional corrugations 34 of the low pressure shaft. After that, the low pressure turbine 12 is longitudinally shifted towards the high pressure turbine 10 until the leading edge 20a of the low pressure journal 20 abuts against the inner ring of the first rolling bearing 30. The rollers 32a of the second rolling bearing 32 are thus correctly inserted into the outer ring 32c attached to the flange 14a of the manifold casing 14, and the whole structure is fixed using the nut 42.

Обеспечиваемое изобретением упрощение монтажа и демонтажа турбины низкого давления приводит, в частности, к снижению стоимости обслуживания газотурбинного двигателя.The simplification of the installation and dismantling of a low-pressure turbine provided by the invention leads, in particular, to a reduction in the cost of servicing a gas turbine engine.

Кроме того, по сравнению с известными турбинами низкого давления турбина низкого давления по изобретению обладает преимуществом меньшей массы, что позволяет уменьшить общую массу газотурбинного двигателя и сократить расходы на его изготовление.In addition, compared with the known low-pressure turbines, the low-pressure turbine according to the invention has the advantage of a lower mass, which allows to reduce the total mass of the gas turbine engine and reduce the cost of its manufacture.

Claims (2)

1. Турбина (12) низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего турбину (10) высокого давления, расположенную перед турбиной (12) низкого давления по направлению течения газовых потоков, проходящих через газотурбинный двигатель, и кожух (14) коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной (12) низкого давления по направлению течения указанных газовых потоков, причем турбина (12) низкого давления содержит ротор (16, 18), прикрепленный к цапфе (20) низкого давления, и выполненный с возможностью вращения вал (28) низкого давления, отличающаяся тем, что турбина низкого давления дополнительно содержит первый подшипник (30) качения, расположенный на валу (28) низкого давления и служащий опорой цапфы (26) высокого давления, к которой прикреплен ротор (22, 24) турбины (10) высокого давления, второй подшипник (32) качения, расположенный на цапфе (20) низкого давления за первым подшипником (30) качения и обеспечивающий центровку цапфы (20) низкого давления относительно кожуха (14) коллектора, и систему рифлений (34), расположенную между первым и вторым подшипниками (30, 32) и обеспечивающую возможность приведения в движение вала (28) низкого давления посредством цапфы (20) низкого давления.1. Low pressure turbine (12) of a gas turbine engine comprising a high pressure turbine (10) located in front of the low pressure turbine (12) in the direction of flow of gas flows passing through the gas turbine engine and an exhaust gas manifold casing (14) located behind the turbine (12) low pressure in the direction of flow of said gas flows, wherein the low pressure turbine (12) comprises a rotor (16, 18) attached to the low pressure pin (20) and rotatable low pressure shaft (28), characterized the fact that the low pressure turbine further comprises a first rolling bearing (30) located on the low pressure shaft (28) and supporting the high pressure axle (26) to which the rotor (22, 24) of the high pressure turbine (10) is attached, a second a rolling bearing (32) located on the low pressure pin (20) behind the first rolling bearing (30) and providing alignment of the low pressure pin (20) relative to the manifold casing (14), and a corrugation system (34) located between the first and second bearings (30, 32) and providing the possibility of movement of the low pressure shaft (28) by means of a low pressure pin (20). 2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит уплотнительное соединение (36), взаимодействующее с цапфой (26) высокого давления и расположенное на валу (28) низкого давления перед первым подшипником (30) качения.2. The turbine according to claim 1, characterized in that it further comprises a sealing connection (36) interacting with a high pressure pin (26) and located on the low pressure shaft (28) in front of the first rolling bearing (30).
RU2004122582/06A 2003-08-05 2004-07-26 Low-pressure turbine of gas turbine motor RU2342547C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309642 2003-08-05
FR0309642A FR2858649B1 (en) 2003-08-05 2003-08-05 TURBOMACHINE LOW PRESSURE TURBINE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004122582A RU2004122582A (en) 2006-01-20
RU2342547C2 true RU2342547C2 (en) 2008-12-27

Family

ID=33548304

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004122582/06A RU2342547C2 (en) 2003-08-05 2004-07-26 Low-pressure turbine of gas turbine motor

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7097415B2 (en)
EP (1) EP1505264B1 (en)
JP (1) JP2005054781A (en)
CA (1) CA2475140C (en)
DE (1) DE602004002049T2 (en)
FR (1) FR2858649B1 (en)
RU (1) RU2342547C2 (en)
UA (1) UA82185C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482303C1 (en) * 2011-12-22 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Front support of lp turbine rotor of two-shaft gas turbine engine
RU2506427C1 (en) * 2012-11-07 2014-02-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine engine turbine
RU2525383C1 (en) * 2013-04-16 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Turbine support

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2878287B1 (en) * 2004-11-25 2009-05-22 Snecma Moteurs Sa DUAL FLOW DOUBLE BODY TURBOREACTOR WITH REVERSE ELECTRIC CURRENT GENERATOR
GB0502324D0 (en) * 2005-03-14 2005-03-16 Rolls Royce Plc A multi-shaft arrangement for a turbine engine
JP4622654B2 (en) * 2005-04-25 2011-02-02 ソニー株式会社 Decoding device and decoding method
FR2890110B1 (en) * 2005-08-26 2007-11-02 Snecma METHOD FOR ASSEMBLING A TURBOMACHINE
FR2896537B1 (en) * 2006-01-24 2011-07-29 Snecma TURBOMACHINE WITH INTEGRATED GENERATOR-STARTER
US20080075590A1 (en) 2006-09-27 2008-03-27 Thomas Ory Moniz Gas turbine engine assembly and method of assembling same
DE102007023380A1 (en) * 2007-05-18 2008-11-20 Mtu Aero Engines Gmbh gas turbine
FR2917783B1 (en) * 2007-06-25 2013-04-12 Snecma ENGINE SHAFT CONNECTION SYSTEM WITH SELF-EXTRACTOR NUT
US7942635B1 (en) * 2007-08-02 2011-05-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine
US8511986B2 (en) 2007-12-10 2013-08-20 United Technologies Corporation Bearing mounting system in a low pressure turbine
FR2927366B1 (en) * 2008-02-13 2013-07-05 Snecma OIL RECOVERY DEVICE.
US8245518B2 (en) * 2008-11-28 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
FR2966200B1 (en) * 2010-10-13 2016-02-12 Turbomeca GAS TURBINE ARCHITECTURE, ESPECIALLY TURBOMOTEUR, WITHOUT BEARING IN THE INTER-TURBINE AREA
US8834095B2 (en) * 2011-06-24 2014-09-16 United Technologies Corporation Integral bearing support and centering spring assembly for a gas turbine engine
US9506402B2 (en) 2011-07-29 2016-11-29 United Technologies Corporation Three spool engine bearing configuration
FR2985766B1 (en) 2012-01-16 2016-07-22 Snecma ARRANGEMENT FOR GUIDING THE FLOW OF A LIQUID IN RELATION TO THE ROTOR OF A TURBOMACHINE
US9476320B2 (en) 2012-01-31 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine aft bearing arrangement
US9328626B2 (en) * 2012-08-21 2016-05-03 United Technologies Corporation Annular turbomachine seal and heat shield
FR3007069B1 (en) * 2013-06-12 2015-07-17 Snecma HIGH PRESSURE TURBINE TOURILLON, AND TURBOREACTOR INCLUDING SUCH A TOURILLON
RU2535796C1 (en) * 2013-11-14 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Oil system of air gas turbine engine
RU2535518C1 (en) * 2013-12-03 2014-12-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Oil system of power gas turbine unit
US9932858B2 (en) 2015-07-27 2018-04-03 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
US9995175B2 (en) 2016-06-29 2018-06-12 General Electric Company System and method for gas bearing support of turbine
US10247017B2 (en) 2016-06-29 2019-04-02 General Electric Company System and method for gas bearing support of turbine
FR3062688B1 (en) * 2017-02-07 2019-04-19 Safran Aircraft Engines ARRANGEMENT FOR ASSEMBLING A TURBINE DISC TO A FLANGE OF A TOURILLON IN A TURBOJET ENGINE
FR3106153B1 (en) * 2020-01-10 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Device for disengaging the turbine in turbomachine overspeed
FR3132930B1 (en) 2022-02-22 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine for aircraft

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
FR2518650B1 (en) * 1981-12-22 1986-05-30 Snecma DEVICE FOR CONTROLLING THE GAMES OF A MULTI-BODY TURBOMACHINE INTER-SHAFT BEARING
FR2633023B1 (en) * 1988-06-15 1992-11-27 Snecma DEVICE AND METHOD FOR COUPLING A TURBINE SHAFT TO A TRUCK
FR2644844B1 (en) * 1989-03-23 1994-05-06 Snecma SUSPENSION OF THE LOW PRESSURE TURBINE ROTOR OF A DOUBLE BODY TURBOMACHINE
US5443590A (en) * 1993-06-18 1995-08-22 General Electric Company Rotatable turbine frame

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482303C1 (en) * 2011-12-22 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Front support of lp turbine rotor of two-shaft gas turbine engine
RU2506427C1 (en) * 2012-11-07 2014-02-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine engine turbine
RU2525383C1 (en) * 2013-04-16 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Turbine support

Also Published As

Publication number Publication date
US7097415B2 (en) 2006-08-29
RU2004122582A (en) 2006-01-20
EP1505264A1 (en) 2005-02-09
EP1505264B1 (en) 2006-08-23
UA82185C2 (en) 2008-03-25
JP2005054781A (en) 2005-03-03
FR2858649B1 (en) 2005-09-23
CA2475140A1 (en) 2005-02-05
DE602004002049T2 (en) 2007-03-15
US20050089399A1 (en) 2005-04-28
DE602004002049D1 (en) 2006-10-05
FR2858649A1 (en) 2005-02-11
CA2475140C (en) 2011-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2342547C2 (en) Low-pressure turbine of gas turbine motor
CN101845996B (en) Device and system for reducing second air flow in gas turbine
US8911204B2 (en) Gas turbine engine front center body architecture
JPS60243327A (en) Axial flow gas turbine engine and its disassembling method
RU2532868C2 (en) Turbine guide vanes for gas turbine engine, sector of guide vanes, continuous circular bracket, low pressure turbine of gas turbine engine and gas turbine engine
CA2524113C (en) Gas turbine engine and method of assembling same
US7828521B2 (en) Turbine module for a gas-turbine engine
CN105745400A (en) Front enclosure which is sealed during the modular dismantling of a turbojet with reduction gear
JP6141871B2 (en) High temperature gas expansion device inlet casing assembly and method
EP3693552B1 (en) Fluid transfer assembly for gas turbine engine
JP2006125386A (en) Counter-rotating turbine engine, and method for assembling the same
CN102852566A (en) Turbine seal system
MXPA06010052A (en) Sacrificial inner shroud liners for variable guide vanes of gas turbine engines.
US20160177960A1 (en) Dual thrust bearing for a turbocharger
US6752589B2 (en) Method and apparatus for retrofitting a steam turbine and a retrofitted steam turbine
RU2490476C2 (en) Guide stage of compressor of gas-turbine engine with blades with variable setting angle, and gas-turbine engine
RU2632066C2 (en) Device to provide seal between coaxial shafts of turbomachine
US10202858B2 (en) Reconfiguring a stator vane structure of a turbine engine
US20230122524A1 (en) Double splined coupling for a turbine engine
RU2180043C2 (en) One-shaft gas-turbine plant
RU2669120C2 (en) Turbine engine maintenance method (embodiments) and the gas turbine engine
JP4034238B2 (en) Gas turbine and method for assembling the same
US11168828B2 (en) Gas turbine engine casing arrangement
US12116897B2 (en) Turbine stator assembly with a radial degree of freedom between a guide vane assembly and a sealing ring
US20220178331A1 (en) Gas turbine for twin-rotor aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner